В преследване на специфичен импулс. Разговори за ракетни двигатели Как да преобразуваме специфичен импулс в обикновен импулс

Разработването на проект за работещ модел на ракета е тясно свързано с въпроса за двигателя. Кой двигател е по-добре да поставите на модела? Кои негови характеристики са основните? Каква е тяхната същност? Моделистът трябва да разбира тези проблеми.

Тази глава говори възможно най-просто за характеристиките на двигателя, тоест онези фактори, които определят неговите характеристики. Ясното разбиране на стойността на тягата на двигателя, неговото време на работа, общия и специфичния импулс и тяхното влияние върху качеството на полета на ракетния модел ще помогне на дизайнера на модела-студент да избере правилния двигател за ракетния модел и следователно да гарантира успех в състезания.

Основните характеристики на ракетния двигател са:

• 1. Тяга на двигателя P (kg)
• 2. Работно време t (сек)
• 3. Специфична тяга R ud (kg s/kg)
• 4. Общ (общ) импулс J ∑ (10 n sec ≈ 1 kg sec)
• 5. Тегло на горивото G T (kg)
• 6. Вторичен разход на гориво ω (kg)
• 7. Дебит на газа W (m/sec)
• 8. Тегло на двигателя G dv (kg)
• 9. Размери на двигателя l, d (mm)

1. Тяга на двигателя

В случай на отворена дюза (фиг. 11, b), газовете, намиращи се в горивната камера под налягане, се втурват с висока скорост през дюзата. В този случай противоположната на дюзата част от камерата се оказва небалансирана. Силите на натиск, действащи върху онази част от областта на дъното на камерата, която е разположена срещу отвора на дюзата, също са небалансирани, което води до тяга.

Ако разгледаме само транслационното движение на газовете по горивната камера и дюзата, тогава разпределението на скоростта на газа по този път може да се характеризира с крива (фиг. 12, а). Натискът върху повърхностните елементи на камерата и дюзата се разпределя, както е показано на фиг. 12, б.

Размерът на некомпенсираната площ на дъното на горивната камера е равен на площта на най-малкото напречно сечение на дюзата. Очевидно колкото по-голяма е площта на този раздел, толкова голямо количествогазове ще могат да напускат горивната камера за единица време.

По този начин можем да заключим: тягата на двигателя зависи от количеството газове, напускащи горивната камера за единица време в резултат на некомпенсираната площ и дебита на газа, причинени от дисбаланс на налягането.

За да получите количествена връзка, разгледайте промяната в импулса на газовете, докато изтичат от горивната камера. Да приемем, че за време t определено количество газ напуска горивната камера на двигателя, чиято маса ще бъде означена с m. Ако приемем, че транслационната скорост на газовете в горивната камера е нула, а на изхода от дюзата достигне стойността W m/sec, тогава промяната в скоростта на газа ще бъде равна на W m/sec. В този случай промяната в импулса на споменатата маса газ ще бъде записана като равенство:

Въпреки това, промяна в импулса на газовете може да настъпи само ако определена сила P действа върху газа за известно време t, тогава

Заменяйки стойността ΔQ във формула (1) с единица, равна на J ∑ =P·t, получаваме:

В съответствие със законите на механиката силата, с която стените на камерата и дюзата действат върху газа, е равна по големина на силата P, с която газът от своя страна действа върху стените на камерата и дюзата. Тази сила P е тягата на двигателя.

Заместване във формула (5) вместо масата на газа мнеговата подобна стойност от формула (6), получаваме:

По този начин крайната формула за тягата на ракетния двигател е:

За да изчислите тягата, можете да използвате формула, която има подобно значение на формула (5), с P=const:

За постоянна стойност на тягата често се използва формулата

В случаите на променлива тяга, например при определяне на началната, максималната, средната тяга и тягата по всяко време на работа на двигателя, е необходимо да се въведе тази формула истински ценности U и F на даден двигател.

И така, тягата е произведение от ефективния дебит на газ W и разхода на гориво за маса за секунда ω/g.

Проблем 1. Определете тягата на ракетен двигател тип DB-Z-SM-10, имащ следните данни: P ход = 45,5 kg sec/kg; G T =0.022 kg; t=4 сек.

Решение. Ефективен дебит на газове от дюзата:

Проблем 2. Определете тягата на ракетен двигател тип DB-Z-SM-10 със следните данни: 1 kg·sec; G T =0.022 kg; t=4 сек.

Решение. Използваме формула (11):

2. Скорост на газовия поток

Скоростта на газовия поток зависи от различни фактори. Най-важният параметър, характеризиращ състоянието на газовете в горивната камера, е температурата (T°K). Дебитът е право пропорционален на корен квадратен от температурата на газовете в камерата. Температурата от своя страна зависи от количеството топлина, отделена при изгарянето на горивото. По този начин скоростта на отработените газове зависи преди всичко от качеството на горивото и неговия енергиен ресурс.

3. Специфична тяга и специфичен импулс

Съвременните модели ракетни двигатели с твърдо гориво имат ниски специфични стойности на тягата: от 28 до 50 kg s/kg. Има и нови двигатели със специфична тяга от 160 kg s/kg и по-висока, с долна граница на налягането не по-висока от 3 kg/cm 2 и сравнително високо специфично тегло на горивото - повече от 2 g/cm 3 .

Специфичната тяга показва ефективността на използването на един килограм гориво в даден двигател. Колкото по-висока е специфичната тяга на двигателя, толкова по-малко гориво се изразходва за получаване на същия общ импулс на двигателя. Това означава, че при същото тегло на горивото и обем на двигателя, този с по-голяма специфична тяга ще бъде за предпочитане.

Проблем 3. Определете теглото на горивото във всеки от четирите двигателя с общ импулс 1 kg s, но с различна специфична тяга: а) P ud = 28 kg s/kg; b) P ud =45,5 kg sec/kg; c) P ud =70 kg sec/kg; d) P ud =160 kg sec/kg.

Решение. Теглото на горивото се определя по формулата:

Специфичният импулс Jsp се разбира като отношението на общия импулс на тягата през времето t на работа на двигателя към теглото на изразходваното през това време гориво G T .

При постоянна тяга, т.е. при постоянно налягане в горивната камера и работа на двигателя на земята, J бита = P бита.

4. Изчисляване на характеристиките на двигателя DB-1-SM-6

Проблем 4. Изчислете основните характеристики на двигателя DB-1-SM-6, чието тяло е хартиена гилза за лов на 12 калибъра. Горивото е смес № 1 (калиев нитрат - 75, сяра - 12 и въглен - 26 части). Плътност на уплътняване (специфично тегло на горивото) γ = 1,3-1,35 g/cm 2 , P = 30 kg sec/kg, K = 100. Задаваме максималното налягане в горивната камера да бъде в рамките на 8 kg/cm 2 . Скоростта на горене на дадено гориво в зависимост от налягането при нормална температура заобикаляща средапредставени на графиката на фиг. 13.

Решение. На първо място е необходимо да се изчертае корпуса на двигателя, т.е. ръкав с 12-ти калибър (Zhevelo), което позволява визуално да се следи хода на изчисленията (фиг. 14). Корпусът на двигателя (втулката) е с готова дюза (отвор за буталото на Жевело). Диаметърът на отвора е 5,5 мм, дължината на втулката е 70 мм, вътрешният му диаметър е 18,5 мм, външният му диаметър е 20,5 мм, дължината на дюзата е 9 мм. Горивният блок на двигателя трябва да има свободно пространство - надлъжен канал, благодарение на който е възможно да се увеличи площта на изгаряне на горивото в двигателя до максималната му стойност. Формата на канала е пресечен конус, чиято долна основа съответства на размера на отвора в ръкава (5,5 mm), а по време на калибриране може да бъде равен на 6 mm. Диаметърът на горната основа е 4 мм. Горната основа е направена малко по-малка поради технологични съображения и мерки за безопасност при отстраняване на металния конус от прахообразната маса. За определяне на дължината на конуса (пръчката) са необходими първоначални данни, които се получават в следния ред.

Използвайки формула (15), се определя възможната максимална площ на горене:

Дължина на канала l=h 1 -r=4,27-0,7=3,57 см. Получените размери веднага ще нанесем на чертежа (фиг. 15). Дължина на пръта за пресоване: 3,57 + 0,7 = 4,27 см (0,7 см - височина на основата на ръкава).

Нека да преминем към определяне на височината на опорната част на горивната бомба. Тази част от горивния блок няма канал, т.е. тя е напълно притисната. Целта му е да се получи крейсерска секция, за предпочитане с постоянна тяга, след достигане на максималната стойност на тягата. Височината на маршируващата част на пула трябва да бъде строго определена. Изгарянето на горивната част на ракетното гориво става в двигателя с леко налягане от 0,07-0,02 kg/cm 2 . Въз основа на това, според графиката на фиг. 13 определяме скоростта на изгаряне на задвижващата част на горивото: U=0,9 cm/sec.

Височината на основната част h 2 за време на горене t=1,58 сек. ще се поправи.

Съдържанието на статията

РАКЕТА,самолет, движещ се поради изхвърлянето на високоскоростни горещи газове, създадени от реактивен (ракетен) двигател. В повечето случаи енергията за задвижване на ракета се получава от изгарянето на два или повече химически компонента (гориво и окислител, които заедно образуват ракетно гориво) или от разлагането на един високоенергиен химикал. Повечето ракети са един от двата вида - с твърдо гориво или с течно гориво. Тези термини се отнасят до формата, в която горивото се съхранява, преди да бъде изгорено в камерата на ракетния двигател. Ракетата се състои от задвижваща система (двигател и горивен отсек), системи за управление и насочване, полезен товар и някои спомагателни системи.

ТЕОРИЯ НА ДВИЖЕНИЕТО

Два познати примера обясняват принципа на движение на ракетата. Когато се стреля с пистолет, барутните газове, разширявайки се в цевта, тласкат куршума напред и пистолета назад. Куршумът лети към целта, а стрелецът (или лафетът на артилерийското оръдие) поема енергията на отката поради силата на триене с повърхността на земята. Ако стрелецът стоеше на кънки върху лед, откатът би го накарал да се претърколи назад (и да спре само поради триене с въздуха и леда).

Друг пример е надут балон. Докато отворът на топката е затворен, вътрешното въздушно налягане се балансира от еластичните сили на корпуса на топката. Ако отворите дупката, въздухът ще излезе от топката и неговият небалансиран натиск върху черупката ще избута топката напред. Имайте предвид, че топката се задвижва от сила, действаща само върху областта на дупката. Всички други сили, действащи върху черупката, са балансирани и не влияят на движението на топката, което е хаотично поради непрекъснатата промяна във формата на топката и гъвкавостта на нейната шийка.

Ракетният двигател работи по подобен начин, с изключение на това, че реакциите на горене или химическо разлагане произвеждат постоянен поток от горещи газове, които се изхвърлят през дюза. Има и други методи за производство на реактивен газов поток ( виж отдолу), но никой от тях не е получил толкова широко разпространение, колкото химическият.

Всички горни примери за движение на стрелец и куршум, надута топка и ракета са описани от третия закон за движението на Нютон, който гласи, че всяко действие има противоположна и еднаква реакция. Математически този закон се изразява като равенство на количествата на движение MV = mv. Важно е да се отбележи, че общата промяна на импулса (импулса) в системата е нула. Ако две маси МИ мса равни, тогава техните скорости VИ vсъщо са равни. Ако масата на едно от взаимодействащите тела е по-голяма от масата на другото, тогава неговата скорост ще бъде съответно по-ниска. В примера със стрелеца импулсът мв, предадена на куршума, е точно същата като импулса MV, докладвано на стрелеца, но поради ниската маса на куршума, неговата скорост е много по-голяма от скоростта на стрелеца. В случай на ракета, отделянето на газове в една посока (действие) кара ракетата да се движи в обратна посока (реакция).

РАКЕТЕН ДВИГАТЕЛ

Вътре в работещ ракетен двигател протича интензивен процес на бързо, контролирано горене. За осъществяване на реакция на горене (освобождаване на енергия по време на реакцията на две химични вещества, което води до образуването на продукти с по-малко латентна енергия), е необходимо наличието на окислител (окислител) и редуциращ агент (гориво). . При горенето се отделя енергия под формата на топлина, т.е. вътрешно движение на атоми и молекули в резултат на повишена температура.

Дизайн.

Ракетният двигател се състои от две основни части: горивна камера и дюза. Камерата трябва да има достатъчен обем за пълно смесване, изпаряване и изгаряне на горивните компоненти. Самата камера и системата за подаване на гориво трябва да бъдат проектирани по такъв начин, че скоростта на газа в камерата да е под скоростта на звука, в противен случай изгарянето ще бъде неефективно. Както в случая с надуваем балон, газовите молекули се сблъскват със стените на камерата и излизат през тесен отвор (гърлото на дюзата). Когато газовият поток е ограничен в стесняващата се част на дюзата, скоростта му се увеличава до скоростта на звука в шийката, а в отклоняващата се част на дюзата газовият поток става свръхзвуков. Дюза с този дизайн е предложена от Карл де Лавал, шведски инженер, работещ в областта парни турбини, през 1890 г.

Контурът на разширяващата се част на дюзата и степента на нейното разширение (съотношението на площите на изхода и в гърлото) се избират въз основа на скоростта на газовата струя и налягането на околната среда, така че налягането на отработените газове по стените на свръхзвуковата част на дюзата увеличават силата на тягата, създадена от налягането на газа върху предната част на горивните камери. Тъй като външното (атмосферно) налягане намалява с увеличаване на надморската височина и разширяващата се част от профила на дюзата може да бъде оптимизирана само за една надморска височина, коефициентът на разширение е избран така, че да осигури приемлива ефективност за всички височини. Двигателят за ниска надморска височина трябва да има къса дюза с малък коефициент на разширение. Дюзи, предназначени за регулируемо съотношение на разширение. На практика обаче те се оказват твърде сложни и скъпи и затова рядко се използват.

Тяга и специфичен импулс на тяга.

Тяга на двигателя Ее равно на произведението на налягането, създадено от отработените газове и площта на изходното напречно сечение на дюзата, минус силата на натиска на околната среда върху същата площ. Ефективността на двигателя се измерва с неговия специфичен импулс Интернет доставчик, който има няколко различни мерни единици. Една от единиците е тягата, разделена на общия втори разход на гориво ( w), т.е. I sp = F/w. Другото е ефективната скорост на отработените газове ° С, разделено на ускорението, дължащо се на гравитацията ж, в такъв случай I sp = C/ж. Специфичният импулс обикновено се изразява в секунди (SI Интернет доставчикизмерено в LF s/kg или m/s), и в този случай неговата стойност е равна на броя килограми тяга, получена от изгарянето на един килограм гориво. величина Интернет доставчикзависи от редица фактори, главно от енергията, отделена при изгарянето на горивото и ефективността на използването на тази енергия в двигателя (например къса конична дюза във вакуум ще бъде по-малко ефективна от дълга и внимателно оформена).

Относителна начална маса и характерна скорост на ракетата.

Тези количества са основните характеристики на ракетата като самолет. Относителната начална маса е съотношението на началната маса на ракетата Удо крайната си маса след изгаряне на горивото w. величина Интернет доставчикзависи от конструктивното съвършенство на ракетата и ефективността на нейния двигател; тези параметри определят крайната скорост, която развива ракетата. Характерната крайна скорост на ракетата се определя по формулата на Циолковски

V б 0 = (gIspв [ У/w]) – (V Lg + V Ld + V лейт),

Където V Lg, V LdИ V лейт– загуби на скорост (определени от допълнителни уравнения), свързани с гравитацията, атмосферното съпротивление и по-ниското сцепление в атмосферата.

Както се вижда от тази формула, за да се увеличи крайната скорост на ракетата е необходимо: ​​1) да се увеличи относителната начална маса ( W/W) поради олекотения дизайн; 2) увеличаване на специфичния импулс чрез използване на гориво с по-висока енергия; 3) намаляване на съпротивлението чрез подобряване на потока наоколо и намаляване на размера на ракетата. Въпреки това, поради факта, че полетната мисия на ракета (особено космическа ракета) се променя от полет на полет и по време на полета външните условия непрекъснато се променят, трябва да се правят компромиси при проектирането на ракета.

Геометрията на заряда може да бъде неутрална, прогресивна или регресивна в зависимост от това как трябва да се променя тягата на двигателя. Заряд с неутрална геометрия е твърдо лят цилиндричен прът, който гори в единия край (краен заряд за горене). Специални защитни покрития предотвратяват изгарянето на горивото от ръбовете. Зарядът с прогресивна геометрия обикновено се отлива под формата на тръба; горене се получава отвътре (заряд на изгаряне на канала). Тъй като такъв заряд изгаря, повърхността на горене и съответно тягата се увеличават. Чрез придаване на звездообразна форма на канала е възможно да се гарантира, че скоростта на изгаряне и тягата намаляват с течение на времето; Коничният канал ви позволява плавно да регулирате тягата.

Като придадете на заряда специална форма или комбинирате няколко прости форми, можете да получите желания закон за промяна на тягата на ракетата по време на полет. За снаряд въздух-въздух, например, заряд с прогресивна геометрия може да се използва за получаване на високи ускорения, необходими за прихващане на цел. При ракетите носители за космически полети, от друга страна, комбинацията от прогресивни и регресивни геометрии на заряда е по-полезна, за да се получи по-голяма тяга при изстрелване, когато ракетата е с максимална маса и атмосферното съпротивление е високо и по-малко тяга в горната атмосфера , когато масата на ракетата е малка, а ускоренията са големи.

Състав и технология на производство.

Твърдата горивна смес, която най-често се използва в САЩ, е амониев перхлорат като окислител и алуминиев прах като гориво с полимерно свързващо вещество нитрил-бутадиен каучук (руско обозначение СКН - синтетичен нитрилен каучук). Добавя се прах от железен оксид, за да се контролира скоростта на горене. Смеси от тези компоненти в различни пропорции се използват за космически ракети носители, балистични и тактически ракети. Тези горива имат специфичен импулс от 280 до 300 s в зависимост от състава на сместа. Продуктите от горенето на такива двигатели с твърдо гориво съдържат частици хлороводород и алуминиев оксид.

Горивото, описано по-горе, се получава чрез смилане на отделни компоненти на фин прах и след това смесването им с еластични SKN в специални миксери, подобни по дизайн на конвенционалните индустриални тестомесачки. След като сместа е достатъчно смесена, тя се излива в корпуса на двигателя. В двигателя се поставя специална форма, за да се получи желаната конфигурация на заряда (процесът е подобен на приготвянето на пандишпан). След това зарядът се полимеризира при внимателно контролирана температура. След приключване на процеса на полимеризация, вложката се отстранява, а дюзата, запалителното устройство и други елементи, необходими за стартиране на двигателя и летене на ракетата, се прикрепват към тялото.

Производството дори на най-простия двигател с твърдо гориво е много опасно и изисква внимателен контрол, като защита срещу статично електричество, използване на неискрящи материали и добра вентилация на изпарения и прах, за да се гарантира безопасността на работниците. Промишлени помещенияза оборудване двигателите с твърдо гориво обикновено са разделени от дебели стени и имат слаби покриви, така че взривната вълна в случай на авария да се издигне и да не причинява много щети.

Корпусът на двигател с твърдо гориво обикновено се прави чрез заваряване на висококачествени метални сплави или композитни материали, навити около дорник, който следва външните контури на заряда с гориво. Тялото трябва да има много висока якост, за да издържи на налягането от вътрешно горене, особено в края на полета. След като корпусът е завършен, той се почиства и изолира, за да се предотврати изгаряне. За по-добър контакт между изолацията и заряда често се използва свързващо вещество.

Един от последните етапи на производството на двигател на твърдо гориво е проверката му за дефекти и чужди включвания. Пукнатините в заряда служат като допълнителни горивни повърхности, което може да доведе до увеличаване на тягата и промяна на траекторията на полета. В най-лошия случай налягането в горивната камера може да стане толкова високо, че двигателят да се разруши. Процесът на оборудване на двигателя завършва с инсталирането на стартовия запалител на предното му дъно и дюзата отзад. Пилотният запалител обикновено е малък ракетен двигател, съдържащ бързогорящо гориво, което излъчва пламък и възпламенява заряда на горивото.

Някои военни приложения изискват ускорения, които базираните на SKN двигатели не могат да осигурят; тогава се използват метализирани смесени горива на базата на нитроглицерин или други мощни експлозиви. В тези случаи в двигателя протича контролиран процес на експлозия. За контролиране на процеса на експлозия се добавят специални забавители на химичните реакции. Други военни нужди изискват разработването на тактически ракети с бездимно изгаряне, така че да бъде невъзможно да се проследи откъде е изстреляна ракетата.

Тестове.

Двигателите с твърдо гориво обикновено се изпитват на огневи стендове, където двигателят се монтира неподвижно в хоризонтално или вертикално положение и се проверява работата на всичките му системи. По време на работа на двигателя сензорите, монтирани върху него, измерват тягата, налягането и температурата на продуктите от горенето, натоварванията върху тялото и др. По време на огневи изпитания се проверяват всички възможни режими на работа, включително непроектни, които не трябва да съществуват при нормален полет.

Предимства и недостатъци.

Двигателите на твърдо гориво се използват в случаите, когато основните изисквания са простота, лекота на поддръжка, бързо стартиране и висока мощност в малък обем. Първите американски балистични ракети използваха течно гориво, но от 60-те години на миналия век имаше преход към твърдо гориво, което се дължи на усъвършенстването на производствената му технология. Ракетните двигатели с твърдо гориво винаги са били използвани в малки военни снаряди и ракети, устройства за изхвърляне на реактивни самолетии за отделяне на ракетни степени.

Основният недостатък на двигателите с твърдо гориво е практическата невъзможност за регулиране на тягата по време на полет, както и трудността при изключване на двигателя. При някои ракетни двигатели с твърдо гориво прекъсването на тягата се осъществява чрез отваряне на отвори в предната част на двигателя. При отваряне на дупките (обикновено това се случва с помощта на специални щифтове), налягането вътре в двигателя пада и съответно интензивността на горенето намалява. Освен това възниква обратна тяга, противоположна на нормалната тяга на основното сопло, и ускорението на ракетата спира. Тъй като тягата на ракетен двигател с твърдо гориво се определя от геометрията и химичния състав на заряда, промяната на параметрите на двигателя, за да се получи различно съотношение между тягата и времето, може да изисква пълен цикъл на тестване на новия двигател.

СТЕПЕНИ НА ТЕЧНА РАКЕТА

Най-ефективните ракети използват течно гориво, тъй като химическата енергия на течните компоненти е по-голяма от тази на твърдите компоненти, а продуктите от изгарянето им имат по-ниско молекулно тегло.

Криогенни и самозапалващи се горива.

Течните горива с висока калоричност включват някои криогенни вещества - газове, които се превръщат в течност при много ниски температури, като течен кислород (при температури под -183 °C) и течен водород (под -253 °C). От друга страна, използването на криогенни компоненти има редица недостатъци, които включват необходимостта от поддръжка на големи промишлени инсталации за втечняване на газове, дълго време за презареждане на ракета (няколко часа) и необходимостта от топлоизолация на горивните резервоари. Следователно, първите американски междуконтинентални балистични ракети с криогенно гориво, Atlas и Titan I, бяха уязвими за изненадваща атака само с няколко минути за отмъщение.

Течните ракетни двигатели (LPRE), които използват самозапалващо се течно гориво, което може да се съхранява при нормални температури за дълги периоди от време и се запалват, когато компонентите влязат в контакт един с друг, са създадени през 50-те години на миналия век, за да отговорят на военните нужди за по-лесна работа и намалено време за подготовка за изстрелване на балистични ракети. В такива двигатели азотният тетроксид (N 2 O 4) се използва като окислител и хидразин (N 2 H 4) или несиметричен диметилхидразин (NH 2 - N 2) като гориво - комбинация, която дава специфичен импулс от около 340 с. Самозапалващите се горивни компоненти са изключително токсични и доста корозивни, така че изискват изключително внимание при боравене и периодична подмяна на структурните елементи, които ги съдържат или са в контакт с тях. И въпреки че балистичните ракети с течно гориво със самозапалващо се гориво впоследствие бяха заменени с твърдо гориво, това гориво все още е незаменимо в двигателите за управление и коригиране на положението.

Двукомпонентни ракетни двигатели.

В описаните по-горе ракетни двигатели с течно гориво горивото и окислителят се съхраняват в отделни резервоари и чрез изместване или с помощта на помпи се подават в горивната камера, където се запалват и изгарят, създавайки високоскоростна газова струя. Течният кислород често се използва като окислител поради лесното му производство от атмосферния въздух. Въпреки че в сравнение с много други химикалиТечният кислород е сравнително безопасен; за съхранението му трябва да се използват само много чисти контейнери, тъй като кислородът реагира химически дори с мазни петна, оставени от пръстови отпечатъци, което може да доведе до пожар.

Като гориво в комбинация с кислород най-често се използват тежки въглеводороди или течен водород. Топлината на изгаряне на въглеводородното гориво на единица обем, например рафиниран керосин или алкохол, е по-висока от тази на водорода. Въглеводородното гориво гори с ярко оранжев пламък. Основните продукти на горене на сместа кислород/въглеводород са въглероден диоксид и водна пара. Специфичният импулс на такова гориво може да достигне 350 s.

Течният водород изисква по-дълбоко охлаждане от течния кислород, но неговата калоричност на единица маса е по-висока от тази на въглеводородните горива. Водородът гори с почти невидим син пламък. Основният продукт от изгарянето на сместа кислород-водород е прегрята водна пара. Специфичният импулс на двигателите, използващи това гориво, може да достигне от 450 до 480 s, в зависимост от конструкцията на двигателя. (Двигателите, използващи течен водород, обикновено работят в режим на излишно гориво, което намалява масовия разход на гориво и подобрява ефективността.)

През годините бяха тествани много други комбинации от гориво и окислител, но повечето трябваше да бъдат изоставени поради тяхната токсичност. Например флуорът е по-ефективен окислител от кислорода, но е изключително токсичен и агресивен както в първоначалното си състояние, така и в продуктите на горенето. Различни смеси азотна киселинас азотни оксиди са били използвани преди това като окислител, но техните предимства бяха надделени от опасностите от съхранението и експлоатацията на такива двигатели и ракети.

Не винаги е лесно да се направи избор между въглеводородно гориво и течен водород. Обикновено първите степени на ракетите използват течно въглеводородно (или смесено твърдо) гориво, за да преминат през плътни слоеве на атмосферата в първите минути на полета. Разбира се, течният водород е много ефективно гориво, но поради ниската си плътност първата степен ще изисква големи резервоари за гориво, което ще увеличи теглото на конструкцията и съпротивлението на ракетата. На голяма надморска височина и в космоса по-често се използват водородни двигатели, където предимствата им се показват напълно.

Трикомпонентни ракетни двигатели.

От началото на 70-те години на миналия век концепцията за трикомпонентни двигатели, които биха комбинирали предимствата на минималния обем и минималното тегло в един двигател, е изследвана в Русия и Съединените щати. При стартиране такъв двигател ще работи с кислород и керосин, а на голяма надморска височина ще премине към използване на течен кислород и водород. Този подход би могъл да направи възможно създаването на едностепенна ракета, но дизайнът на двигателя ще бъде значително по-сложен.

Еднокомпонентни ракетни двигатели.

Такива двигатели използват еднокомпонентно течно гориво, което при взаимодействие с катализатор се разлага, за да образува горещ газ. Въпреки че еднокомпонентните ракетни двигатели с течно гориво развиват малък специфичен импулс (в диапазона от 150 до 255 s) и са много по-ниски по ефективност от двукомпонентните, тяхното предимство е простотата на конструкцията им. Гориво като хидразин или водороден пероксид се съхранява в един контейнер. Под действието на налягането на изместване течността навлиза в горивната камера през клапана, в който катализатор, например железен оксид, причинява разлагането му (хидразин в амоняк и водород и водороден пероксид във водна пара и кислород). Еднокомпонентните ракетни двигатели с течно гориво обикновено се използват като двигатели с ниска тяга (понякога тягата им е само няколко нютона) в системи за ориентация и стабилизация на космически кораби и тактически ракети, за които простотата и надеждността на дизайна и ниската маса са определящи критерии. Има забележителен пример за използването на хидразинов двигател на борда на първия американски комуникационен сателит TDRS-1; този двигател работи няколко седмици, за да задвижи сателита в геостационарна орбита, след като бустерът се провали и сателитът остана в много по-ниска орбита.

Най-простият еднокомпонентен двигател се захранва от бутилка със сгъстен студен газ (като азот), изпускан през клапан. Такива реактивни двигатели се използват там, където топлинните и химичните ефекти на изпускателната струя газ или продукти от горенето са неприемливи и където основното изискване е простотата на конструкцията. На тези изисквания отговарят например индивидуалните устройства за маневриране на космонавтите (UMD), разположени в раницата зад гърба и предназначени за движение при работа извън космическия кораб. MCU работят от два цилиндъра със сгъстен азот, който се доставя чрез соленоидни клапани към задвижваща система, състояща се от 16 двигателя.

Система за задвижване.

По-голямата мощност, управляемост и високият специфичен импулс на ракетните двигатели с течно гориво идват за сметка на сложността на дизайна. Специални системи трябва да осигуряват доставката на гориво и окислител в строго определени количества от резервоарите за гориво към горивната камера. Доставянето на горивни компоненти се извършва с помощта на помпи или чрез изместването им с газово налягане. В системи за изместване, обикновено използвани в малки системи за задвижване, горивото се подава чрез херметизиране на резервоарите; в този случай налягането в резервоара трябва да е по-голямо от това в горивната камера.

Помпената система използва механични помпи за доставяне на гориво, въпреки че се използва и известно налягане в резервоара (за предотвратяване на кавитация на помпата). Най-често използваните са турбопомпените агрегати (TPU), при които турбината се захранва с газ от собствената си задвижваща система. Понякога турбината се захранва от газ, получен от изпарението на течен кислород, докато преминава през охладителната верига на двигателя. В други случаи се използва специален газов генератор, в който се изгаря малко количество основно гориво или специално еднокомпонентно гориво.

Задвижващият двигател на совалката със своята система за подаване на гориво с помпа е един от най-модерните двигатели, летяли някога в космоса. Всеки двигател има две помпи - бустерна (ниско налягане) и главна (високо налягане). Горивото и окислителят имат еднакви системи за захранване. Нагнетателната помпа, задвижвана от разширяващия се газ, повишава налягането на работния флуид, преди да влезе в главната помпа, в която налягането се увеличава още повече. По-голямата част от течния кислород преминава през охлаждащия път на горивната камера и дюзите (и в някои конструкции, горивната помпа), преди да бъде въведен в горивната камера. Част от течния кислород се подава към газовите генератори на главните горивни помпи, където реагира с водород; Това произвежда богата на водород пара, която се разширява в турбината, задвижва помпите и след това се подава в горивната камера, където изгаря с останалия кислород. Въпреки че малки количества кислород и водород се консумират за задвижване на бустерните помпи и за херметизиране на резервоарите за кислород и водород, те в крайна сметка също преминават през основната горивна камера и допринасят за генерирането на тяга. Този процес осигурява обща ефективност на двигателя до 98%.

производство.

Производството на течни ракетни двигатели е по-сложно и изисква по-голяма точност от производството на твърди ракетни двигатели, тъй като те съдържат високоскоростни въртящи се части (до 38 000 об / мин в главните горивни помпи на задвижващия двигател на совалката). Най-малката неточност при производството на въртящи се части може да доведе до вибрации и разрушаване.

Дори когато лопатките, колелата и валовете на турбините и помпите на двигателя са правилно балансирани, могат да възникнат други проблеми. Опитът с кислородно-водородния двигател J-2, използван във втората и третата степен на ракетата Сатурн 5, показва, че такива двигатели често страдат от високочестотна нестабилност. Дори ако двигателят е правилно балансиран, взаимодействието на горивната помпа с процеса на горене може да причини вибрации с честота, близка до скоростта на въртене на водородната помпа. Вибрациите на двигателя се появяват в определени посоки, а не произволно. При тази нестабилност нивото на вибрациите може да стане толкова голямо, че да се наложи изключване на двигателя, за да се избегне повреда на двигателя. Горивните камери обикновено представляват заварена или щампована тънкостенна метална конструкция с охлаждаща пътека и смесителна глава за подаване на гориво.

Тестове.

Необходим етап от развитието на ракетен двигател с течно гориво и неговите агрегати е тестването им на хидравлични и огневи стендове. По време на огневи тестове двигателят работи при налягания и скорости на въртене на помпата, които надвишават нормалните експлоатационни стойности, за да могат да се оценят допустимите максимални натоварвания на отделните възли и конструкцията като цяло. Образците на самолетни двигатели трябва да бъдат подложени на тестове за приемане, които включват краткосрочни и контролно-селективни тестове на пожар, симулиращи основните етапи на полета. Общото време на изпитване и работа на двигателя в полет не трябва да надвишава общия му експлоатационен живот.

Изключване, рестартиране и контрол на сцеплението.

Основното предимство на ракетния двигател с течно гориво е възможността за изключване, рестартиране и регулиране на тягата. Задвижващият двигател на совалката, например, може да работи стабилно в диапазона от 65 до 104% от номиналната тяга. Екипажът на лунния модул на космическия кораб "Аполо", маневрирайки по време на кацане, можеше да регулира тягата на двигателите до 10% от номиналната стойност. Напротив, тягата на двигателите, осигуряващи изстрелването на модула от Луната, не беше регулирана, което позволи да се повиши тяхната ефективност и надеждност.

Възможността за рестартиране на ракетен двигател с течно гориво в космоса е проблем, тъй като горивото, подобно на всички обекти в нулева гравитация, е хаотично разположено вътре в резервоарите и няма да влезе в захранващата система на двигателя при липса на ускорение. Най-простият начин за решаване на проблема е използването на специални двигатели с ниска тяга, които създават леко ускорение, достатъчно за подаване на гориво в тръбопроводите. Стартирането на тези двигатели се осигурява или чрез малки еластични торбички с гориво, прикрепени към тръбопроводи, или чрез специални решетки, върху които поради силите на повърхностно напрежение се задържа достатъчно гориво за стартиране на двигателя. Еластични контейнери за гориво и устройства за събиране на течности също се използват за директно изстрелване на космически ракетни двигатели.

СИСТЕМИ ЗА УПРАВЛЕНИЕ И НАСОЧАВАНЕ

важно интегрална частРакетите са системи за управление и насочване. Системата за насочване определя позицията и курса на ракетата и предоставя на системата за управление необходимите данни за управление на нейния полет. Полетът на ракетата се управлява от малки двигатели за управление или чрез промяна на посоката на вектора на тягата на главния двигател.

При големите двигатели с твърдо гориво връзката тяло-дюза може да бъде направена от много тънки слоеве стомана и топлоустойчива гума, което позволява на дюзата да се върти на няколко градуса във всяка посока. С помощта на едно или две хидравлични задвижвания дюзата се отклонява, променяйки посоката на вектора на тягата. Задвижванията използват енергията на малка турбопомпа, работеща с продукти от разлагането на хидразин. В някои двигатели с твърдо гориво горещ газ (от малък спомагателен двигател) се подава през няколко клапана, разположени по периферията в отклоняващата се част на дюзата. Когато един или повече клапани са затворени, посоката на основната струя и съответно векторът на тягата се променят. Ракетният двигател с течно гориво е монтиран във въртящи се оси или в карданно окачване, което позволява завъртането на целия двигател.

ИСТОРИЧЕСКА СПРАВКА

Античност и Средновековие.

Въпреки че ракетната техника се развива във връзка със съвременните военни нужди и изследването на космоса, историята на ракетите датира от древна Гърция. В парната машина, наречена на негово име, Херон демонстрира принципа на реактивното задвижване. Малък метален съд, оформен като птица и пълен с вода, беше окачен над огъня. Когато водата заври, от опашката на птицата се изпуска струя пара, която тласка съда напред. Това устройство не е намерено практическо приложение, а самият принцип впоследствие беше забравен.

В Китай около 960 г. сл. Хр. За първи път за хвърляне на снаряди се използва черен барут - смес от селитра (окислител) и въглен със сяра (гориво), а през 11в. за такива снаряди се постигна далечина на хвърляне от около 300 м. Тези "ракети" бяха бамбукови тръби, пълни с барут и не бяха особено точни в полет. Тяхната основна цел в битка беше да предизвикат паника у хората и конете. През 13 век Заедно с монголските завоеватели ракетите дойдоха в Европа и през 1248 г. английският философ и натуралист Роджър Бейкън публикува работа за тяхното използване. Периодът на използване на такива неуправляеми ракети за военни цели беше кратък, тъй като скоро бяха заменени от артилерийски части.

Циолковски, Оберт и Годард.

Съвременната ракетна технология дължи своето развитие главно на трудовете и изследванията на трима изключителни учени: Константин Циолковски (1857–1935) от Русия, Херман Оберт (1894–1989) от Румъния и Робърт Годард (1882–1945) от САЩ. Въпреки че тези аскети са работили независимо един от друг и идеите им често са били пренебрегвани по това време, те са поставили теоретичните и практическите основи на ракетостроенето и астронавтиката. Техните творби вдъхновиха поколения мечтатели и, най-важното, няколко ентусиасти, които дадоха живот на творбите им. Вижте същоГОДАРД, РОБЪРТ ХЪЧИНГС ; ОБЕРТ, ХЕРМАН; ЦИОЛКОВСКИ, КОНСТАНТИН ЕДУАРДОВИЧ.

Циолковски, учител, за първи път пише за ракети с течно гориво и изкуствени спътници през 1883 и 1885 г. В работата си Изследване на световните пространства с помощта на реактивни инструменти(1903) той очертава принципите на междупланетните полети. Циолковски твърди, че най-ефективното гориво за ракети ще бъде комбинация от течен кислород и водород (въпреки че дори лабораторните количества от тези вещества са били доста скъпи по това време) и предлага използването на куп малки двигатели вместо един голям. Той също така предложи да се използват многостепенни ракети вместо една голяма, за да се улеснят междупланетните пътувания. Циолковски разработи основните идеи за системите за поддържане на живота на екипажа и някои други аспекти на космическите пътувания.

В моите книги Ракета в междупланетното пространство (Die Rakete zu den Planetenraumen,1923) и Начини за извършване на космически полети (Wege zur Raumschiffahrt, 1929) G. Oberth очерта принципите на междупланетния полет и извърши предварителни изчисления на масата и енергията, необходими за полети до планетите. Неговата силна странаимаше математическа теория, но в практически дейностине е напреднал отвъд стендовите тестове на ракетни двигатели.

Празнината между теорията и практиката е запълнена от Р. Годард. Като млад той е запленен от идеята за междупланетен полет. Първите му изследвания са в областта на ракетите с твърдо гориво, за които той получава първия си патент през 1914 г. До края на Първата световна война Годард е напреднал в разработването на барелни ракети, които не са използвани от американската армия поради до настъпването на мира; По време на Втората световна война обаче неговите разработки довеждат до създаването на легендарната базука, първата ефективна противотанкова ракета. Институтът Смитсониън дава на Годард грант за научни изследвания през 1917 г., което води до неговата класическа монография Метод за достигане на екстремни височини (Метод за достигане на екстремни височини,1919). Годард започва работа по ракетния двигател през 1923 г. и работещ прототип е създаден до края на 1925 г. На 16 март 1926 г. той изстрелва първата ракета с течно гориво, използваща бензин и течен кислород като гориво, в Обърн, Масачузетс. По време на Втората световна война Годард работи върху стартови ускорители за военноморската авиация.

Работата на Циолковски, Оберт и Годард е продължена от групи ентусиасти по ракетостроене в САЩ, СССР, Германия и Великобритания. В СССР научни трудовепроведено от Групата за изследване на реактивните двигатели (Москва) и Лабораторията по газова динамика (Ленинград). Членове на Британското междупланетно общество BIS, ограничени в своите тестове от Британския закон за фойерверките, датиращ от Барутния заговор (1605 г.) за взривяване на парламента, съсредоточиха усилията си върху разработването на „пилотиран лунен космически кораб“, базиран на технологията, налична по това време .

Германското дружество за междупланетни комуникации VfR през 1930 г. успя да създаде примитивна инсталация в Берлин, а на 14 март 1931 г. членът на VfR Йоханес Винклер извърши първото успешно изстрелване на ракета с течно гориво в Европа.

Нацистка Германия.

Германската армия гледаше на ракетите като на оръжия, които можеше да използва без страх от международни санкции, тъй като Версайският договор (който приключи Първата световна война) и следващите военни договори не споменаваха ракети. След идването на Хитлер на власт на германското военно ведомство бяха отпуснати допълнителни средства за разработване на ракетни оръжия, а през пролетта на 1936 г. беше одобрена програма за изграждане на ракетен център в Пенемюнде (фон Браун беше назначен за негов технически директор) на северната върха на остров Узедом край балтийското крайбрежие на Германия.

Следващата ракета, A-3, имаше двигател с тяга 15 kN със система за херметизиране с течен азот и парогенератор, жироскопична система за управление и насочване, система за контрол на параметрите на полета, електромагнитни сервоклапани за подаване на горивни компоненти и газови кормила. Въпреки че и четирите ракети A-3 избухнаха на или малко след изстрелването от полигона Пенемюнде през декември 1937 г., техническият опит, натрупан от тези изстрелвания, беше използван за разработването на двигател с тяга 250 kN за ракетата A-4, първото успешно изстрелване на това беше 3 октомври 1942 г.

След две години тестове на дизайна, предпроизводство и обучение на войските, ракетата A-4, преименувана на V-2 ("Оръжие за отмъщение 2") от Хитлер, е разгърната през септември 1944 г. срещу цели в Англия, Франция и Белгия.

Следвоенен период.

Ракетата A-4 демонстрира огромните възможности на ракетната техника и най-мощните следвоенни сили - Съединените щати и Съветския съюз - скоро се забъркаха в разработването на балистични управляеми ракети, способни да доставят ядрени оръжия. Напредъкът в ракетната технология също направи възможно създаването на тактически ракети, които коренно промениха характера на войната.

Докато военните ведомства на двете страни подобряваха бойните ракети, много учени (S.P. Королев в СССР, W. von Braun в САЩ) се стремяха да използват възможностите на ракетната технология, за да доставят научни инструменти и в крайна сметка хора в космоса. След изстрелването на първия спътник през 1957 г. и първия космонавт Ю. Гагарин през 1961 г. ракетните и космически технологии изминаха дълъг път.

СЪВРЕМЕННИ РАКЕТНИ СИСТЕМИ

До края на 20 век. изгарянето на гориво остава основният източник на енергия за реактивно задвижване. Въпреки че от 20-те години на миналия век са предложени много обещаващи технически концепции, повечето от тях не са приложени на практика.

Хибридни двигатели.

Примамлива алтернатива на ракетните двигатели с твърдо гориво и двигателите с течно гориво е идеята за хибриден двигател, който съчетава най-добри качестваи двете. Хибридният двигател използва твърдо гориво и течен окислител, като течен кислород или азотен тетроксид. Този подход дава възможност да се опрости наполовина системата за подаване на гориво, като същевременно се запази присъщата компактност на ракетния двигател с твърдо гориво. Тъй като окислителят и горивото се съхраняват отделно, пукнатините в заряда с твърдо гориво са по-малко опасни, отколкото в традиционната ракета с твърдо гориво, което опростява производството му. Въпреки значителните изследователски усилия, особено през 80-те години на миналия век, тази идея никога не е открита. широко приложение. Основният проблем беше недостатъчно стабилният и ефективен горивен процес.

Електрически ракетен двигател.

Електричеството може да се използва за загряване на работния флуид. Пример за такъв двигател е йонен двигател, който използва дъга с високо напрежение за йонизиране на работна течност, като аргон или живачни пари, и електрическо поле за ускоряване на потока от йони. Основното предимство на такъв двигател е много висок специфичен импулс (до 5000 s, в зависимост от конструкцията на двигателя и използвания работен флуид). Тягата на йонните двигатели е много малка и обикновено е в диапазона от 0,02 до 0,03 N. Йонните двигатели са предназначени за дългосрочни космически полети, когато се получава значително общо увеличение на скоростта за месеци работа в условия на нулева гравитация. Йонните тласкачи са намерили приложение и на геостационарни спътници, където осигуряват постоянен малък импулс, достатъчен за контролиране на позицията и поддържане на орбита. Други схеми за електрическо задвижване използват високоенергийна плазма и магнитохидродинамичния ефект.

Ядрени ракетни двигатели.

Друга реактивна система, почти достигнала практическа реализация, е ядрената. В Съединените щати, като част от програмата NERVA за създаване на ядрен ракетен двигател (NRE), е разработен графитен реактор, охлаждан с течен водород, който се изпарява, нагрява и изхвърля през ракетна дюза. Графитът е избран заради неговата устойчивост на висока температура. Според проекта NERVA YARD трябваше да развие тяга от 1100 kN за един час и да има специфичен импулс от 800 s, което е почти два пъти повече от съответната цифра за химически двигатели. Програмата NERVA беше отменена през 1972 г., тъй като пилотираната мисия до Марс, за която беше разработена, беше отложена за неопределено време.

Разновидност на ядрения двигател с ядрено делене е ядреният двигател в газова фаза, при който бавно движещ се газов поток от делящ се плутоний е заобиколен от по-бърз поток от охлаждащ водород. Тази идея обаче не надхвърли етапа на предварителните изследвания.

Интересна идея за създаване на двигател, който използва реакцията на анихилация на материя и антиматерия, беше проучена като част от програмата на Стратегическата отбранителна инициатива на САЩ (SDI). Антиматерията под формата на атоми се съхранява в електромагнитен капан и чрез магнитно поле се подава в камерата на двигателя, където взаимодейства с обикновената материя, превръщайки се в гама лъчение, което нагрява работна течности създава струйна струя. Въпреки че магнитните капани се използват във физиката на високите енергии, получаването на няколкото грама антиматерия, необходими за полет, изисква голяма сумаенергия.

Външни източници на енергия.

Програмите SDI и Националната администрация по аеронавтика и изследване на космическото пространство (НАСА) също изследваха ракетна система с лазер с висока мощност, който загрява работната течност на борда на ракетата. Самата ракета има малка маса, тъй като по-голямата част от системата е лазерът, който може да бъде разположен на Земята. Такава система изисква изключително прецизно насочване на лазерния лъч към целта, за да не изгори ракетата, вместо да загрее работния флуид. Обмисля се и идеята за използване на големи огледала за фокусиране на слънчевите лъчи върху двигателя.

Използване на енергията на атомна експлозия.

През 60-те години НАСА и Комисията за атомна енергия на САЩ изследват един доста екзотичен метод за генериране на тяга като част от проекта Орион. При този метод ускорението на ракетата до висока скорост, необходим за полет до други планети, трябваше да се извърши чрез последователни експлозии на малки атомни заряди, изхвърлени зад ракетата. Специални амортисьори трябваше да изгладят ефектите от експлозиите. Проектът "Орион" обаче беше отменен в съответствие с международните договори за използване на космическото пространство и ограничаване на ядрените оръжия.

Фотонни двигатели.

Изследвана е и възможността за използване на светлина за генериране на тяга в космоса. Частиците светлина - фотоните - създават много малък реактивен импулс, когато са изложени на повърхност. Най-простият двигател от този вид е огромно пластмасово огледало, което отразява слънчевите лъчи и избутва космическия кораб далеч от Слънцето ( слънчев вятърсъздава допълнителен импулс). В истинския фотонен двигател, поради унищожаването на обикновената материя и антиматерия, трябва да се създаде поток от гама лъчение, осигуряващ реактивна тяга за движението на космическия кораб.

Вероятно всеки знае, че космосът се състои главно от вакуум. И в този вакуум практически няма от какво да се отблъснем, както се отблъскваме от пода, за да ходим. И ако е така, тогава, за да променим движението си по начина, по който се нуждаем, трябва да изхвърлим нещо от себе си. И накрая, всеки знае, че превозно средство, което може да направи това, се нарича ракета.
Ракетите са изобретени много, много отдавна, преди повече от една и половина хиляди години. Но те успяха да разберат сериозно теорията за реактивното задвижване едва към самия край на 19 век. По-специално, тогава великият руски учен Константин Едуардович Циолковски извежда известната си формула:

тук V е крайната скорост на ракетата, I е специфичният импулс, M е масата на заредената с гориво ракета и m е масата на ракетата без гориво (или друг работен флуид).

Специфичният импулс е съотношението на тягата на двигателя към разхода на гориво или друга работна течност. В системата SI измерваме дебита в kg/s и тягата в нютони. Нютон от своя страна е равен на kg*m/s 2. В резултат откриваме, че специфичният импулс се измерва, подобно на скоростта, в метри в секунда. По същество това е скорост - ефективната скорост на струята работна течност, излизаща от дюзата на двигателя.
Има и друго определение за специфичен импулс: времето, през което с помощта на 1 kg гориво (или друга работна течност) двигателят може да създаде тяга от 1 kgf (килограм-сила). След това се измерва в секунди.
Специфичният импулс от първото определение трябва да бъде заменен във формулата на Циолковски, но второто определение често е по-удобно за изчисления. Ако искаме да преобразуваме един вариант на специфичен импулс в друг, тогава можем да използваме проста формула: 1 m/s = 9,81 s. Въпреки че най-често се опростява допълнително до: 1 m/s = 10 s. Тук ще използвам последното. Разбира се, и двете формули са приложими само за специфичен импулс, не си струва да преобразувате времето за "изтичане" на млякото в скоростта на бягане на готвача по тях, необходима за спасяване на печката :-)

Какво е интересното в тази формула? Съвсем очевидни неща: колкото по-бърз е газовият поток и колкото повече гориво има в ракетата, толкова по-бързо ще лети.
И интересното при него е логаритъма. Тази функция се увеличава много бавно с масовото съотношение под нея. За да бъде логаритъмът равен на 1, той трябва да бъде 2,72. Тези. За да може ракета със „суха“ маса от 10 тона да се ускори до скоростта на изхвърлената от нея работна течност, тя се нуждае от повече от 17 тона от същата тази работна течност. За да се ускори тази ракета до две скорости на работния флуид, са необходими 64 тона гориво, за три - 191 т. И накрая, за четири скорости на работния флуид ще са необходими 534 тона работен флуид. Очевидно е, че поставянето на 534 тона работен флуид в ракета с тегло 10 тона, т.е. повече от петдесет пъти собствената си маса - това е много трудна задача. Четири скорости на изтичане на струята са приблизителната техническа граница за скоростта на ракетата.

Разбира се, гравитацията тук не се взема предвид. Той силно забавя ракетата, когато се отдалечава от Земята или от Слънцето, но ускорява ракетата, когато се приближава до Земята и Слънцето, както и когато лети покрай планети по определени траектории (летейки по други траектории може да се забави). В резултат на това, след изключване на двигателите на ракетата-носител, тяхната скорост по-малко от това, което може да се изчисли с помощта на тази формула, но максималната скорост, постигната някога от космически кораб, е няколко пъти по-голяма от тази, която може да постигне съвременна ракета. Но сега това няма значение за нас.

Е, защо правя всичко това? И колко важен е специфичният импулс.
Да кажем, че трябва да достигнем скорост от 18 km/s. Приблизително толкова е необходимо за полет извън Слънчевата система (точната скорост, необходима за такъв полет, зависи от посоката, в която тръгваме).
Нека специфичният импулс на нашия ракетен двигател е 450 s или 4500 m/s. Това е в съответствие с най-добрите ракетни двигатели с течно гориво и близо до теоретичната граница за химически двигатели (ако не използвате твърде токсични компоненти като флуор).
В този случай за ускоряване на ракета с тегло 10 тона ще са необходими точно тези 534 тона гориво и окислител (в случая течен кислород и водород). Заредена с гориво ракета ще тежи 544 тона при изстрелване и само 10 ще ускорят до необходимата ни скорост...
И ако направите специфичния импулс само два пъти по-голям: 900 s или 9000 m/s? Тогава за ускоряване на ракета с тегло 10 тона ще са необходими само 64 тона работна течност! Тези. ракетата при изстрелване ще тежи само 74 тона! Ако при изстрелването ракетата тежи същите 544 тона, тогава повече от 73 тона ще ускорят до 18 km/s!
По този начин удвояването на специфичния импулс позволява да се ускори повече от седем пъти повече товар, като се изразходва по-малко работна течност.
Ами ако имаме специфичен импулс от 1350 s или 13 500 m/s? Получаваме 28 тона работна течност на 10 тона ракетна маса, т.е. 38 тона начална маса. Или способността да ускори 143 тона от 544 тона начална маса до 18 km/s.
И накрая да помечтаем за 3600 s или 36 000 m/s... 6,5 тона работна течност за ускоряване на 10 тона, т.е. 16,5 т начална маса. Или ускорение от 330 тона от 544 стартови.
Увеличаването на специфичния импулс 2 пъти подобрява нашата ракета (намалява стартовата маса или увеличава ускорената маса) със 7,3 пъти, увеличението с 3 пъти - с 14,3 пъти, а увеличението с 8 пъти - подобрение с 33 пъти!

Но как да постигнем такъв специфичен импулс?..
Със сигурност мнозина са чували за плазмени и йонни двигатели, а може би и за електрически ракетни двигатели като цяло. При такива двигатели за ускоряване на работния флуид не се използва енергия, съдържаща се в самия работен флуид, а енергия, подадена отвън. Поради това такива двигатели принципно нямат специфично ограничение на импулса. Най-малко 1 000 000 m/s! Има само едно НО...
При специфичен импулс от 450 s ще изразходваме приблизително 541 MJ енергия, за да ускорим 1 kg до същите тези 18 km/s. При 900 s - 259 MJ. При 1350 s - 255 MJ. Дотук добре. Но после нещата се влошават... На 3600 s - 421 MJ. По-нататъшното увеличаване на специфичния импулс ще доведе до още по-голямо увеличение на разходите за енергия, т.к масата на работния флуид вече няма да намалява толкова бързо, колкото квадратът на неговата скорост ще се увеличава. Тази енергия ще бъде минимална при специфичен импулс, равен приблизително на 0,63 от крайната скорост. В нашия случай е 1130 s или 11 300 m/s.
„И какво от това?“ читателят с право ще попита, „В края на краищата сега харчим 541 MJ, а при 3600 s ще харчим само 421!“
И факт е, че сега всички тези 541 MJ се съдържат в самия работен флуид, а при електрическите ракетни двигатели трябва да ги доставяме отвън...
Химическите източници на ток, очевидно, нямат смисъл тук: вместо да превръщат водорода и кислорода във вода в горивна клетка (която в никакъв случай не е лека), за да захранва йонен двигател от нея, който ще ускори малко ксенон, е много по-лесно и по-ефективно незабавно изгаряне на водород в горивната камера на конвенционален ракетен двигател. Слънчевите панели потенциално имат неограничен запас от енергия, но тяхната мощност е много малка, така че тягата на двигателя ще бъде ниска. Освен това тези батерии тежат много. Така че те са подходящи само за захранване на двигатели за коригиране на сателитната орбита. Ако искаме да изпратим хора на други планети, ще ни трябва нещо различно...
Ядреният реактор е чудесно решение. Той съдържа много енергия, може да има голяма мощност и в същото време сравнително малка маса. Сега вече има проект за мощен плазмен двигател, задвижван от ядрен реактор, който се планира да се използва за полет до Марс (VASIMR). Но, уви, тази система далеч не е идеална... Все пак дори един ядрен реактор няма толкова високо съотношение мощност/маса, че да е препоръчително да се направи йонен двигател с много висок специфичен импулс. Ако увеличим импулса, леко ще намалим масата на работния флуид, но ще увеличим значително масата на реактора... И все пак такава система ще осигури ускорение не повече от 0,1 m/s 2 . Ускорението ще е продължително и не може да се говори за тръгване от повърхността на Земята.

И така, какво да направите?.. Просто е: трябва да изхвърлите допълнителните връзки във веригата на пренос на енергия от реактора към работния флуид! В идеалния случай - до нула. Работният флуид трябва да получава енергия директно от реактора. И такива системи бяха създадени. Съветските и американските ядрени ракетни двигатели, които всъщност бяха създадени „в метал“ по време на тестване, напълно постигнаха специфичен импулс от около 900 секунди! При тях течният водород преминава през нагрята до хиляди градуси (но все още твърда) сърцевина на реактора, където се изпарява и нагрява, след което се изхвърля през дюза.
Изчисленията показват, че ако направите реактор, предназначен да разтопи активната зона, тогава 1350 секунди в никакъв случай не са границата на специфичния импулс. И такива реактори могат да бъдат създадени при сегашното ниво на технологиите.
И накрая, има проекти за газофазни ядрени ракетни двигатели... В тях уранът ще се изпари, а специфичният импулс ще бъде същите 3600 секунди или дори повече - до 4500 секунди.
В същото време ядрените ракетни двигатели не само хипотетично могат, но и реално работят в атмосферата, а тягата им може да бъде няколко пъти по-голяма от теглото им, което прави възможно изстрелването директно от Земята.
Жалко е, че работата по такива двигатели не е получила подходящо финансиране от дълго време... Мисля, че вече е съвсем очевидно какви огромни предимства дава дори 2-3-кратното увеличение на специфичния импулс, да не говорим за увеличаването му с 8 или дори 10 пъти.

Но дали 4500 секунди са границата за специфичния импулс на достатъчно мощни (способни да осигурят ускорение на ракетата над 0,1 m/s2) двигатели или не?.. Теоретично не.
По време на термоядрените реакции продуктите на реакцията се разлитат със скорост над 10 000 000 m/s, т.е. специфичният импулс на хипотетичен термоядреен ракетен двигател може да бъде 1 000 000 или дори 1 500 000 секунди. И най-хубавото е, че енергията за ускоряване на работния флуид отново се съдържа в самия работен флуид! Между другото, техническата граница на скоростта на ракета с такъв двигател може да достигне 20% от скоростта на светлината...
Уви, термоядрените изследвания все още не са стигнали достатъчно далеч, за да се създаде термоядрен ракетен двигател. От друга страна, има всички основания да се смята, че ще бъде дори по-лесно да се създаде от термоядрена електроцентрала. При изстрелване от орбита (и, уви, такива двигатели няма да работят в атмосферата), няма да имаме проблеми със създаването и поддържането на вакуум, двигателят не трябва да работи непрекъснато с месеци, както реакторите на електроцентрали, и накрая, ние няма нужда от него, за да ни осигури електричество! За да захранвате самия кораб, можете да използвате отделен ядрен реактор и да оставите термоядрения реактор да захранва само себе си.
Със специфичен импулс от дори само 450 000 секунди ракета със стартова маса 11 тона, от които само 1 тон ще бъде термоядрено гориво, ще ускори до почти 430 км/сек. Ако искаме да ускорим кораба, да намалим, след това отново да ускорим и отново да намалим без презареждане, тогава същото съотношение (11 тона в началото, от които 1 тон гориво) е достатъчно за полет със скорост над 100 km/s. Ако вземем стартова маса от 12 тона, от които 2 тона са термоядрено гориво, тогава скоростта на такъв полет (обиколка) вече ще бъде 200 km/s. Така че след месец можете да летите до Марс, да работите там няколко седмици и да се върнете у дома...

И така, скъпи читатели, изследването на Слънчевата система вече е по-близо, отколкото на хоризонта :-)

Тази статия е за характеристиките на реактивните двигатели. За концепция от инженерството на експлозията вижте Импулс на експлозия.

Специфичен импулс- индикатор за ефективността на реактивен двигател. Понякога синонимът „специфична тяга” се използва за реактивни двигатели (терминът има и други значения), докато специфична тягаобикновено се използва във вътрешната балистика, докато специфичен импулс- във външната балистика. Размерът на специфичния импулс е размерът на скоростта; в единици SI той е метри в секунда.

Енциклопедичен YouTube

1 / 3

✪ RDM-60-5 № 36 (NN-фруктоза-сорбитол-S-Fe2O3 61,4%-25%-8%-5%-0,6%)

✪ RDM-60-10 № 54 (NN-сорбитол-S-Fe2O3 64,35%-32%-3%-0,65%)

✪ RDM-60-10 № 51 (NN-сорбитол-S-Fe2O3 64,35%-32%-3%-0,65%)

субтитри

Дефиниции

Специфичен импулс- характеристика на реактивен двигател, равна на съотношението на импулса (количеството движение), което създава, към разхода на гориво (обикновено маса, но може да бъде свързана например с теглото или обема на горивото). Колкото по-голям е специфичният импулс, толкова по-малко гориво трябва да се изразходва, за да се получи определено количество движение. Теоретично специфичният импулс е равен на скорост на изпусканепродуктите от горенето може действително да се различават от него. Следователно специфичният импулс също се нарича ефективна (или еквивалентна) скорост на изпусканепродукти от горенето.

Специфична тяга- характеристика на реактивния двигател, равна на отношението на тягата, която създава, към масовия разход на гориво. Измерва се в метри в секунда (m/s = N s/kg = kgf s/t.e.m.) и означава, в това измерение, колко секунди даден двигател може да създаде тяга от 1 N, докато изразходва 1 kg гориво (или тяга от 1 kgf, изразходвайки 1 t.e.m гориво). При друга интерпретация специфичната тяга е равна на отношението на тягата към теглоразход на гориво; в този случай се измерва в секунди (s = N s/N = kgf s/kgf) - тази стойност може да се счита за времето, през което двигателят може да развие тяга от 1 kgf, използвайки маса гориво от 1 kg ( т.е. с тегло 1 kgf). За да се преобразува специфичната тяга на теглото в тяга на масата, тя трябва да се умножи по ускорението на свободното падане (взето равно на 9,80665 m/s²).

Приблизителната формула за изчисляване на специфичния импулс (скорост на изгорелите газове) за реактивни двигатели, използващи химическо гориво, изглежда като [ изяснявам (без посочен коментар) ]

Където T k е температурата на газа в камерата за изгаряне (разлагане); стр k и стр a е налягането на газа съответно в горивната камера и на изхода на дюзата; М- молекулна маса на газа в горивната камера; u- коефициент, характеризиращ топлофизичните свойства на газа в камерата (обикновено u≈ 15 ). Както може да се види от формулата с първо приближение, колкото по-висока е температурата на газа, толкова по-ниско е неговото молекулно тегло и колкото по-високо е съотношението на наляганията в RD камерата към околното пространство, толкова по-висок е специфичният импулс.

Сравнение на ефективността на различни видове двигатели

Специфичният импулс е важен параметър на двигателя, който характеризира неговата ефективност. Тази стойност не е пряко свързана с енергийната ефективност на горивото и тягата на двигателя, например йонните двигатели имат много малка тяга, но поради високия им специфичен импулс се използват като маневрени двигатели в космическата техника.

Работи в режим на краткотрайно периодично включване (импулси), общият брой на които обикновено е много хиляди. Характерен е режимът на импулсна модулация с импулси на тягата с постоянна амплитуда и променлива продължителност (широчина) и честота (от няколко десетки импулса в секунда до 1 на няколко дни). Според стойността на общия импулс на тяга, развит за определено време, импулсен ракетен двигателеквивалентно на пътека за рулиране, работеща непрекъснато при по-ниска тяга. Предимството обаче е възможността бързо и с голяма точност да се получат различни стойности на общия импулс на тягата чрез промяна на режима на работа на двигателя, което не е възможно при използване на непрекъснато работеща пътека за рулиране. ДА СЕ импулсен ракетен двигателима изисквания за скорост, стабилност на характеристиките, извеждане на минимална стойност на единичен импулс на тягата и ниска консумация на енергия от управляващите клапани. Идеален импулсен ракетен двигателтрябва да произвежда правоъгълни импулси на тягата, които съвпадат по време с електрическите команди. В реално импулсен ракетен двигателимпулсите на тягата са трапецовидни или камбановидни; те са по-широки от командните импулси и изостават от тях. Разточителната консумация на ракетно гориво по време на многократни режими на стартиране и изключване намалява резултантния специфичен импулс на ракетната установка. развиват ниска тяга, повечето от тях са ракетни микромотори. използвано в индивидуални системи за ракетно задвижванеи са основният тип системи за ракетно задвижване за системи за управление на космически кораби. Скоростта на работа осигурява управление на полета с нисък дебит на работния флуид. При извършване на маневри, включващи относително големи енергийни разходи, импулсни ракетни двигателиработят непрекъснато (до няколко часа при промяна на местоположението на синхронните спътници).

Импулсни ракетни двигателиработят както с двукомпонентно самозапалващо се гориво, така и с еднокомпонентно гориво. Пример импулсен ракетен двигател R-4D, предназначен за реактивни системи за управлениеКосмически кораб Аполо. Хидразинът се използва широко като еднокомпонентно гориво. По-специално, типична реактивна система за управление на свързан сателит, стабилизиран чрез въртене (обикновено с честота ~ 1 s -1), съдържа няколко двойки хидразин импулсни ракетни двигателитяга ~ 20 N всяка. Недостатъци на хидразина импулсни ракетни двигателиса разрушаването и загубата на качество на катализатора с голям брой „студени“ включвания. Увеличаване на ресурса импулсни ракетни двигателисе постига чрез поддържане на катализатора при повишена температура (например 600 K) чрез електрическо нагряване на дистанционното управление. Създадени са хидразинови съединения импулсни ракетни двигателис повече от 1 милион включвания.

У дома » Заеми » В преследване на специфичен импулс. Разговори за ракетни двигатели Как да преобразуваме специфичен импулс в обикновен импулс